АВТОНОМНЫЙ РАКЕТНЫЙ БЛОК Российский патент 1995 года по МПК B64G1/40 

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к устройству автономных ракетных блоков, размещаемых вместе с полезной нагрузкой под головным обтекателем и предназначенных для использования в многоступенчатых ракетно-космических транспортных системах в качестве верхних ступеней для выведения космических аппаратов на рабочие орбиты, требующие многократного включения двигательной установки ракетного блока.

Известно устройство ракетного блока "Центавр" [1] которое включает последовательно размещенные верхний переходник со служебной аппаратурой, бак горючего (жидкий водород), бак окислителя (жидкий кислород), нижний переходник и реактивные двигатели. На верхнем и нижнем переходнике размещены узлы крепления блока к смежной ступени носителя и полезной нагрузке.

Продольная компоновка блока "Центавр", включающая последовательное расположение основных элементов блока, является удобной и оправданной для ракетных блоков крупной массы с запасом топлива более 15 т. Однако использование такой компоновочной схемы для ракетных блоков средней и небольшой размерности с массой топлива до 10 т приводит к нерациональному использованию зоны полезного груза современных обтекателей одноразовых ракетоносителей и многоразовых транспортных космических кораблей типа "Спейс Шаттл". Последовательное расположение основных элементов обусловливает значительное превышение продольного габаритного размера блока над поперечным. Поперечный габаритный размер значительно меньше допускаемого современными обтекателями максимального диаметра блока.

Наиболее близким аналогом (прототипом) к изобретению является автономный ракетный блок, использовавшийся в полетах автоматических межпланетных станций "Луна-16" "Луна-24" в качестве унифицированной посадочной ступени [2] предназначенный для проведения коррекций полета на трассе Земля Луна, обеспечения перехода станции на орбиту искусственного спутника Луны и мягкой посадки на поверхность Луны.

Автономный ракетный блок включает кольцеобразный блок баков, содержащий расположенные диаметрально противоположно относительно продольной оси блока два сферических бака окислителя, два бака горючего, два приборных отсека, двухкомпонентный ракетный двигатель, установленный во внутреннем проеме блока баков вдоль продольной оси и узлы крепления блока к смежной ступени носителя и полезной нагрузке.

Размещение емкостей с топливом вокруг реактивного двигателя дает возможность обеспечить для малых и средних ракетных блоков с массой топлива до 10 т приемлемое соотношение габаритных размеров, минимизирующее длину блока в зоне полезного груза носителя.

Однако данной конструкции автономного ракетного блока присущи и недостатки:
значительная масса блока делает невозможным выведение на орбиты тяжелых полезных нагрузок типа коммерческих спутников связи. Обеспечение высоких динамических характеристик блока требует также увеличения жесткости конструкции, а следовательно, и дополнительных затрат масс;
неэффективно используются объемы топливных баков: при различных объемах запасов горючего и окислителя объемы баков одинаковы, при этом в баке горючего объем газовой подушки значительно больше, чем требуемый.

Кроме того, размещение крышки приборного отсека в нижней зоне блока с плоскостью стыка по плоскости перпендикулярной продольной оси блока делает невозможным обслуживание блока на технической позиции в составе собранного со смежной ступенью носителя объекта: для доступа к аппаратуре блока необходима отстыковка блока от смежной ступени носителя.

Технической задачей, решаемой предлагаемым изобретением, является разработка конструкции автономного ракетного блока минимальной массы, с высокими динамическими характеристиками, эффективно использующей полезный объем обтекателя и удобного для предстартового обслуживания на технической позиции.

Эта задача решается следующим образом. В известном устройстве автономного ракетного блока, включающем кольцеобразный блок баков, содержащий расположенные диаметрально противоположно относительно продольной оси блока два сферических бака окислителя, два бака горючего, два приборных отсека, двухкомпонентный ракетный двигатель, установленный во внутреннем проеме блока баков вдоль продольной оси, и узлы крепления блока к смежной ступени носителя и полезной нагрузке, новым является то, что оболочки баков горючего и приборных отсеков выполнены в форме сфер, диаметры которых равны диаметрам оболочек баков окислителя. Центры сфер оболочек баков горючего, приборных отсеков, а также центры сфер баков окислителя размещены в вершинах правильного шестиугольника, плоскость которого перпендикулярна продольной оси блока, а центр совмещен с продольной осью блока. Оболочки баков горючего усечены одной, а оболочки приборных отсеков двумя плоскостями, расположенными на одинаковом расстоянии от центров соответствующих сфер. Оболочки баков и приборных отсеков соединены по контурам усечения в последовательности: первый бак окислителя, первый бак горючего, первый приборный отсек, второй бак окислителя, второй бак горючего, второй приборный отсек. Узлы крепления расположены на концах стержней, проходящих сквозь баки и приборные отсеки и соединенных с их оболочками.

Кроме того, стержни установлены по ребрам правильной восьмиугольной усеченной пирамиды, развернутой относительно баков таким образом, что ее ось совмещена с продольной осью блока, а сквозь приборные отсеки пропущено по два стержня, которые скреплены с оболочками приборных отсеков в местах, прилегающих к стыку приборных отсеков с оболочками баков.

Кроме того, аппаратура приборных отсеков установлена на внутренних поверхностях крышек, стык которых перпендикулярен плоскости, проходящей через центр оболочки приборного отсека и продольную ось блока.

На фиг. 1 показан космический головной блок с предлагаемым ракетным блоком, общий вид; на фиг. 2 предлагаемый ракетный блок, вид сбоку; на фиг. 3 то же, план; на фиг. 4 разрез А-А на фиг. 3; на фиг. 5 стык стержня с оболочкой (узел I на фиг. 4); на фиг. 6 разрез Б-Б на фиг. 3; на фиг. 7 геометрия усечения оболочек; на фиг. 8 геометрия соединения оболочек; на фиг. 9 пространственная геометрия расположения стержней.

Автономный ракетный блок 1 с помощью переходника 2 устанавливается на верхней ступени ракеты-носителя 3. Сверху с помощью другого переходника 4 на ракетном блоке устанавливается полезная нагрузка 5. Полезная нагрузка и автономный ракетный блок помещены внутри головного обтекателя 6 в зоне 7 полезной нагрузки обтекателя.

Автономный ракетный блок включает кольцеобразный блок баков, двухкомпонентный ракетный двигатель 8, узлы крепления 9 блока к смежной ступени носителя и узлы крепления 10 к полезной нагрузки. Двухкомпонентный ракетный двигатель установлен вдоль продольной оси 11 блока во внутреннем проеме кольцеобразного блока баков с помощью установочных элементов 12.

Кольцеобразный блок баков содержит два сферических бака 13 окислителя, два бака 14 горючего, два приборных отсека 15, расположенных диаметрально противоположно относительно продольной оси. Оболочки баков горючего и приборных отсеков выполнены в форме усеченных плоскостями сфер, диаметр которых равен диаметру сферической оболочки бака окислителя. Сферическая оболочка бака горючего усечена одной плоскостью 16, а сферическая оболочка приборного отсека двумя плоскостями 17, 18, расположенными под углом друг к другу (фиг. 7).

Секущие плоскости 16-18 удалены от соответствующих центров сферических поверхностей бака горючего и приборного отсека на одинаковые расстояния S. Центры сфер оболочек баков окислителя, горючего и приборных отсеков размещены в вершинах правильного шестиугольника (фиг. 8) в следующей последовательности: первый бак окислителя, первый бак горючего, первый приборный отсек, второй бак носителя, второй бак горючего, второй приборный отсек, первый бак окислителя. Баки горючего и приборные отсеки соединены друг с другом и с баками окислителя по контурам усечения 19 через промежуточные шпангоуты 20. Узлы крепления блока к смежной ступени носителя и к полезной нагрузке расположены на концах стержней 21, проходящих сквозь баки и приборные отсеки, и соединены с их оболочками. Элементы конструкции блока могут быть выполнены из алюминиевых сплавов, соединение элементов друг с другом осуществляется сваркой.

На фиг. 3 показан вариант, предусматривающий наличие восьми узлов крепления блока к полезной нагрузке и к смежной ступени носителя. При этом стержни размещены по ребрам правильной усеченной восьмиугольной пирамиды (фиг. 9), развернутой относительно баков таким образом, что ее ось совмещена с продольной осью блока, сквозь приборные отсеки пропущено по два стержня, а сквозь баки по одному. При этом стержни, проходящие сквозь приборные отсеки, скреплены с оболочками приборных отсеков в местах, прилегающих к стыку отсека с баками. На фиг. 4 видно, что размещение стержней, проходящих сквозь приборные отсеки в поясах, прилегающих к стыку оболочки приборного отсека с баками, обеспечивает прохождение стержней внутри приборных отсеков во внутренних пазухах, образованных наружной поверхностью частей оболочек баков, заходящих во внутренний объем приборного отсека, и внутренней поверхностью оболочки приборного отсека. Зона этой пазухи не может быть использована для размещения служебной аппаратуры приборного отсека.

Аппаратура приборных отсеков 22 установлена на внутренних поверхностях крышек 23 приборных отсеков. Стык 24 крышек приборных отсеков перпендикулярен плоскости, проходящей через центр оболочки приборного отсека и продольную ось блока.

На внешних поверхностях блока баков установлены баллоны 25 сжатого газа для управления двигательной установкой, баки 26 топлива системы ориентации и стабилизации блока, исполнительные органы ориентации 27, антенны 28 радиокомплекса.

Топливные баки и оболочки приборных отсеков снабжены заправочными штуцерами, заборниками топлива, демпферами, диафрагмами и другой арматурой, необходимой для работы. В состав аппаратуры приборных отсеков входит радиокомплекс, система управления, система энергопитания.

Узлы крепления ракетного блока к полезной нагрузке и смежной ступени носителя снабжены средствами отделения блока от носителя и полезной нагрузки.

Ракетный блок работает следующим образом.

После сборки и заправки компонентами ракетный блок стыкуется с полезной нагрузкой и ракетой-носителем. В случае необходимости оперативного доступа к служебной аппаратуре ракетного блока крышки приборных отсеков отстыковываются и отделяются вместе с аппаратурой, установленной на крышах, без нарушения связей блока с носителем и полезной нагрузкой.

После стыковки и сборки с ракетой-носителем осуществляется старт транспортной системы со стартового комплекса. Во время работы двигателей ракеты-носителя инерционные воздействия от полезной нагрузки воспринимаются силовой конструкцией блока. За счет высокой жесткости блока в продольном и поперечном направлениях, которая обеспечивается сочетанием кольцевой связки сферических поверхностей под избыточным давлением и продольных стержней, скрепленных с оболочками, обеспечиваются высокие динамические характеристики разгонного блока.

После окончания работы двигательных установок ракеты-носителя ракетный блок с полезной нагрузкой отделяется от смежной ступени носителя. Управление блоком и радиосвязь с ним осуществляется с помощью бортовой служебной аппаратуры блока. По программам либо по радиокомандам с помощью последовательных включений реактивного двигателя блока полезная нагрузка переводится на заданную траекторию. В процессе полета блок ориентируется в заданном направлении и стабилизируется с помощью исполнительных органов ориентации. Управление направлением вектора тяги осуществляется с помощью исполнительной системы типа рулевых машин. Забор топлива, отделение жидкой фазы от газовых включений осуществляется заборниками капиллярного типа либо с помощью предварительного сообщения разгонному блоку ускорения вдоль продольной оси реактивными исполнительными органами ориентации. По окончании выведения полезной нагрузки на заданную орбиту ракетный блок отделяется от полезной нагрузки.

Особенно эффективно применение предложенной конструкции блока в транспортных ракетно-космических системах в качестве верхней ступени, переводящей КА на конечную орбиту.

Конструкторские проработки предложенного технического решения показывают возможность создания автономного разгонного блока, предназначенного для выведения полезных нагрузок массой 4-6 т при запасе рабочего тела 5000-5500 кг, со служебной аппаратурой, размещаемой в приборных отсеках, массой 200-300 кг, с начальной массой 6-6,5 т, что на 25-35% меньше аналогов.

Изобретение относится к ракетно-космической технике, а именно к устройству автономных ракетных блоков, размещаемых вместе с полезной нагрузкой под головным обтекателем и предназначенных для использования в многоступенчатых ракетно-космических транспортных системах в качестве верхних ступеней для выведения космических аппаратов на рабочие орбиты, требующие многократного включения двигательной установки ракетного блока. Задачей изобретения является разработка блока минимальной массы с высокими динамическими характеристиками. Автономный ракетный блок содержит кольцеобразный блок баков 13 и 14, приборные отсеки 15, двухкомпонентный ракетный двигатель 8, установленный во внутреннем проеме блока баков вдоль продольной оси, и узлы крепления блока к смежной ступени носителя и полезной нагрузке 10. При этом оболочки баков горючего и приборных отсеков выполнены в форме сфер, диаметры которых равны диаметрам оболочек баков окислителя. Центры сфер размещены в вершинах правильного шестиугольника, плоскость которого перпендикулярна продольной оси блока, а центр совмещен с его продольной осью, причем оболочки баков горючего усечены одной, а оболочки приборных отсеков - двумя плоскостями, расположенными на одинаковом расстоянии от центров сфер. 2 з. п. ф-лы, 9 ил.

1. АВТОНОМНЫЙ РАКЕТНЫЙ БЛОК, включающий кольцеобразный блок баков, содержащий расположенные диаметрально противоположно относительно продольной оси блока два сферических бака окислителя, два бака горючего, два приборных отсека, двухкомпонентный ракетный двигатель, установленный во внутреннем проеме блока баков вдоль продольной оси, и узлы крепления блока к смежной ступени носителя и полезной нагрузке, отличающийся тем, что оболочки баков горючего и приборных отсеков выполнены в форме сфер, диаметры которых равны диаметрам оболочек баков окислителя, их центры, а также центры сфер баков окислителя размещены в вершинах правильного шестиугольника, плоскость которого перпендикулярна продольной оси блока, а центр совмещен с его продольной осью, причем оболочки баков горючего усечены одной, а оболочки приборных отсеков двумя плоскостями, расположенными на одинаковом расстоянии от центров сфер, оболочки баков и приборных отсеков соединены по контурам усечения в последовательности первый бак окислителя первый бак горючего первый приборный отсек второй бак окислителя второй бак горючего второй приборный отсек первый бак окислителя, при этом узлы крепления блока расположены на концах стержней, проходящих сквозь баки и приборные отсеки и соединенных с их оболочками. 2. Блок по п.1, отличающийся тем, что стержни установлены по ребрам правильной восьмиугольной усеченной пирамиды, развернутой относительно баков так, что ее ось совмещена с продольной осью блока, а сквозь приборные отсеки пропущено по два стержня, которые скреплены с оболочками приборных отсеков в местах, прилегающих к стыку приборных отсеков с оболочками баков. 3. Блок по пп. 1 и 2, отличающийся тем, что аппаратура приборных отсеков установлена на внутренних поверхностях крышек, стык перпендикулярен плоскости, проходящей через центр оболочки приборного отсека и продольную ось блока.